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超燃冲压发动机再生冷却热结构设计的计算工具　第 20 卷　第 3 期实验流体力学 Vol. 20 ,No. 3 　　2006 年 09 月 Journal of Experiments in Fluid Mechanics Sep. ,2006 　文章编号 : 167229897 (2006) 0320001207 超燃冲压发动机再生冷却热结构设计的计算工具蒋　劲1 ,张若凌2 ,乐嘉陵2 (1. 西北工业大学动力与能源学院 ,陕西西安　710072 ; 2.中国空气动力研究与发展中心 ,四川绵阳　621000) 　　摘要 :为分析...

　第 20 卷　第 3 期实验流体力学 Vol. 20 ,No. 3 　　2006 年 09 月 Journal of Experiments in Fluid Mechanics Sep. ,2006 　文章编号 : 167229897 (2006) 0320001207 超燃冲压发动机再生冷却热结构

设计

领导形象设计圆作业设计 ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计

的计算工具蒋　劲1 ,张若凌2 ,乐嘉陵2 (1. 西北工业大学动力与能源学院 ,陕西西安　710072 ; 2.中国空气动力研究与发展中心 ,四川绵阳　621000) 　　摘要 :为分析在电弧加热器上进行的超燃冲压发动机再生冷却热结构试验的热交换 ,用了准三维的热分析工具和三维内流场 CFD 计算平台来作为分析工具。在换热计算及试验中用了水和煤油作为冷却剂 ,而且用煤油作为燃料。计算和试验结果吻合较好 ,表明换热分析工具和国内航空煤油物性表达式可以在深入的热结构试验和设计中应用。　　关键词 :超燃冲压发动机 ;再生冷却 ;试验 ;热分析计算工具　　中图分类号 :V211. 74 　　　文献标识码 : A The calculational tool of thermal structure design for regeneratively cooled scramjet J IANGJin1 , ZHANG Ruo2ling2 , LE Jia2ling2 (1. School of Power and Energy , Northwestern Polytechnical University , Xi’an 710072 , China ; 2. China Aerodynamics Research and Development Center , Mianyang 621000 ,China) 　　Abstract : In order to analyze the heat exchange in the thermal structure tests of regeneratively cooled scramjet conducted in an arc heater , one quasi three2dimensional thermal evaluation tool and one three2dimen2 sional internal CFD platform are used together as calculational tools. Water and kerosene can be chosen as coolant in heat exchange calculations as well as in tests , while kerosene is used as fuel . Good agreements be2 tween calculations and tests are derived , which indicats that the thermal evaluation tool and the analytical ex2 pressions of domestic aviation kerosene properties can be used extensively in thermal structure designs and tests. 　　Key words :scramjet ; regenerative cooling ; test ; thermal evaluation tool 0 　引　言　　长时间工作的超燃冲压发动机需要采用再生冷却 (regenerative cooling) 。这种冷却途径的优点在于可以减小冷却系统的重量并利用燃料的吸热性质。燃料的吸热使得传向壁面的热能得到了利用 (能量的再生) ,并且 ,碳氢燃料的大分子经吸热会分解 (裂解)为一些较轻分子 ,如甲烷、乙烯、氢气和一些从 C2 到 C10 的烃 ,这既是燃料附加的吸热能力 (化学热沉能力) , 又使燃料在冷却发动机的同时分解为更容易燃烧的组分 (利于燃烧) 。燃料吸收的热量最后被带入燃烧室 ,因此再生冷却不降低飞行器的性能[1 ] 。　　超燃冲压发动机燃烧室的再生冷却结构设计中 , 已经建立了结合试验研究的若干热分析计算研究程序。M. H. N. Naraghi 建立了再生冷却火箭发动机推力室和喷管的三维热分析理论模型 ,发展了计算程序 RTE[2 ] 。该程序经过适当修改可应用于超燃冲压发动机再生冷却的热分析。应用于 NASP 的飞行器综合热管理分析程序 (VITMAC) [3 ] ,已用于以吸热碳氢燃料为冷却剂的超燃冲压发动机冷却系统的设计　收稿日期 : 2005212231 ;修订日期 : 2006206220 作者简介 : 蒋　劲 (1979 - ) ,男 ,四川简阳人 ,研究生. 研究方向 :航空宇航推进理论与工程. 分析 ,可以模拟传热/ 流动的耦合系统 ,包括相互影响的流体回路、多个热交换部件以及承受不同热载荷的表面。经过试验验证的法国MBDA 的一维NANCY程序 ,已经深入应用于主动冷却面板的设计中[4 ] 。其它还有法国 ONERA 发展的 MOSAR 程序[5 ] ,它和 MARC 程序结合用于再生冷却的设计研究。　　以上程序的主要缺点是采用一维发动机内流场的计算结果作为换热计算的输入条件。实际上 ,超燃冲压发动机不象火箭发动机那样有简单的轴对称结构 ,其流场具有显著的多维特征。将发动机内部流动作均匀的一维简化 ,达不到热分析研究的目的和要求。　　为了克服上述缺点 ,笔者紧密结合中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术实验室 (CARDC2AHL)发展的超燃冲压发动机三维内流场计算软件平台 AHL3D 和二维换热分析计算工具 ,建立了一套热结构设计的计算工具 ,来进行发动机再生冷却热分析。在二维换热分析计算里采用了基于国内航空煤油组分测量结果而得到的煤油物性解析表达式。首先对二维换热分析计算工具进行了验证 ,然后利用这套热结构设计计算工具来分析 CARDC电弧风洞上的超燃发动机热结构试验 ,其中冷却剂有水和煤油。 1 　超燃冲压发动机三维内流场计算平台　　CARDC 吸气式高超声速技术实验室的的计算组 ,从 1997 年开始进行超燃发动机流场的 CFD 研究。为适应复杂外形和不同燃料 (主要是氢气和碳氢燃料)化学反应的超燃冲压发动机部件和整机内部流场的高效、实用的三维大规模并行数值模拟 ,计算组从 2001 年开始研制流场的并行计算软件平台 ,已经对超燃发动机流场进行了大量的并行计算研究。　　目前的软件平台 AHL3D 基于 MPI 并行环境 ,运用时间相关法 ,采用强耦合的全隐式格式有限体积离散 ,数值求解带化学非平衡流动的全 N2S 方程。该平台支持完全气体和燃烧化学非平衡流计算、两相流计算、定常和非定常计算、层流和湍流计算、有喷流和无喷流计算 ,支持多块网格、错位拼接网格和重叠网格 , 可以求解二维、轴对称或三维全 N2S 方程、欧拉方程和 PNS方程。现在正进行非结构网格的计算方法研究。　　大量的试验验证和应用表明 ,软件平台具有较高的计算精度和可靠性 ,不仅可以用于基础理论的研究 ,而且还可以应用于重大的工程实际问题 ,在发动机的优化设计、快速有效的性能分析和对试验的指导中 ,发挥了重要的作用。　　笔者利用 AHL3D 对试验中的发动机内流场进行数值模拟 ,采用了 10 组分、12 步化学反应和 k2ωTNT 湍流模型。 2 　二维换热分析计算工具　　AHL3D 的计算流场作为换热分析工具的输入条件。发动机沿燃气流动方向 ( x 向) 被细分成许多的站 ,如图 1 所示。图 1 还示意了发动机燃烧室横截面。把冷却通道局部和相应的发动机燃气内流边界层外缘局部一一对应 ,从中抽取相应位置的静压、静温、总温、速度、燃气各组分的质量百分比等流场参数 ,作为换热分析工具的输入条件。这里假定从燃气到燃烧室壁的传热 (壁面热流) 只对燃气流动有非常小的影响。　　对于一条冷却通道回路 ,冷却剂沿 x 或负 x 方向来回流动。先计算不同 x 坐标位置的燃气向室壁、室壁到冷却剂的一维传热 ,其结果作为室壁内二维热交换的边界条件。然后通过迭代求出这个 x 位置上的二维温度场截面[2 ] 。 2. 1 　燃气向室壁的传热　　超燃冲压发动机燃烧室内的流动是高速可压缩流动 ,传热计算采用的是 Eckert 参考焓方法 (The Eck2 ert reference enthalpy method) [2 ,3 ] 。图 1 　超燃冲压发动机模型、燃烧室横截面和冷却通道示意图 Fig. 1 　The sketch of the scramjet model , cross section of its combustor and cooling channel 　　这个方法假设 :整体上 ,变物性的边界层可以用一个常物性的参考边界层来代替 ,这个参考边界层的物性参数和一个参考的焓 (或温度)对应。　　用下标 G表示燃气 , X 表示参考状态 , n 表示站 2 实　验　流　体　力　学　　　　　　　　　　　　　　　(2006)第 20 卷　点的序数 , W 表示壁面 , A 表示绝热 , S 表示静止状态 ,第 n 个站点上燃气的参考焓可表示为 hGXn = 0. 5 ( hGSn + hGWn) + 0. 22 ( hGAWn - hGSn) (1) 上式 hGXn表示燃气的参考焓 , hGSn是燃气的静焓 , hGAWn是燃气恢复焓 , hGWn 是燃气在壁温下的焓。 hGAWn由恢复因子、燃气总焓和燃气静焓决定 ,恢复因子由参考温度决定。先假设第 n 个站点上的气壁温度 TGWn ,由 (1)式可以确定参考温度 ,从而确定燃气边界层参考状态。燃气热力与输运性质由多组分公式计算[7 ] ,第 n 个站点上的气壁温度 TGWn结合下面的热平衡条件来确定。　　燃气传到气壁的对流热流[6 ]和斯坦顿数 St 有关 : qc = StGXn ·ρGXnVGSn ( hGAWn - hGWn) (2) 燃气对壁面的辐射热流 qr = σεW , ef (εGT4GSn - aW T4GWn) (3) 其中 qr 为辐射热流 , TGSn为燃气静温 ,εG 为燃气黑度 , aW 为壁面吸收率 ,εW , ef为壁面有效黑度 ,σ为斯忒藩2波尔兹曼常数。　　综合上两式得到第 n 个站点上由燃气传到气壁的总热流 qn = qc + qr (4) 2. 2 　通过衬层的导热　　燃烧室衬层把燃烧系统和冷却系统分隔开来。由傅立叶定律 ,第 n 个站点上通过衬层从气壁到液壁的热传导热流 : qn = kW δW ( TGWn - TLWn) (5) 其中δW 是燃烧室壁衬层的厚度 , TLWn是冷却剂侧壁面温度 , kW 是燃烧室壁的导热系数。 2. 3 　由液壁至冷却液的传热[3 ] 　　冷却剂在冷却通道内流动是充分发展湍流流动 , 液壁至冷却剂的换热是管内强制对流换热 ,可以采用和努塞尔数相关的准则关系式。通常为得到更为准确的对流换热系数 ,需要再加上几个修正 :二维几何修正 <2D ,液体物性膜温度变化办法

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可以写出边界节点的方程。总之 ,有限差分方程每个节点的温度表示为相邻节点温度和 (或)对流换热系数、热流、导热系数、冷却剂温度的形式。和 n 对应于 x 方向不同 ,这里的 i、j 分别对应于 y、z 方向。 3 　计算结果和讨论 3. 1 　二维换热分析计算工具的验证　　为验证二维换热分析计算工具的可靠性 ,选用 MBDA 的试验作为算例[4 ] 。试验中 ,横截面是矩形的冷却通道由不锈钢制成 ,通道壁厚 1. 5mm ,通道内截面 7mm ×17mm ,通道总长 2. 5m ,焊接在通过热电阻来加热的铜块上。测温度的热电偶的位置如图 4 所示。试验用了煤油和水作为冷却剂 ,各有两次试验结果 ,即 Water2、Kero2、Water10、Kero10。试验的目的是用来验证在法国 MBDA 广泛用于主动冷却研究的一维 NANCY程序。选用 Water2 和 Kero2 两次试验来验证笔者发展的二维换热分析计算工具。图 4 　冷却通道里温度热电偶测量点 Fig. 4 　Locations of the thermocouple 　　Water2 的计算结果如图 5～8 ,图中有 NANCY程序的结果。由图可知 ,对水冷的情况 ,计算结果与 NANCY程序、试验测量吻合很好。Kero2 的计算结果如图 9～10 ,图中也有 NANCY程序的结果。由图可知 ,对于煤油冷却的情况 ,笔者的计算在大部分位置比 NANCY程序更接近于试验测量值。　　通过水冷和油冷的计算验证 ,可以看出所发展的换热分析工具是可靠的 ,可以用来分析超燃冲压发动机燃烧室冷却结构试验。图 5 　Water2 冷却通道的准三维温度分布 Fig. 5 　The quasi232D distribution of wall temperature for Water2 4 实　验　流　体　力　学　　　　　　　　　　　　　　　(2006)第 20 卷　图 6 　Water2 内壁温度分布 Fig. 6 　The distribution of inner wall temperature for Water2 图 7 　Water2 水的温度分布 Fig. 7 　The distribution of water temperature for Water2 图 8 　Water2 通道外壁温度分布 Fig. 8 　The distribution of outer wall temperature for Water2 图 9 　Kero2 内壁温度分布 Fig. 9 　The distribution of inner wall temperature for Kero2 图 10 　Kero2 煤油的温度分布 Fig. 10 　The distribution of kerosene temperature for Kero2 3. 2 　超燃发动机燃烧室冷却结构试验和计算对比　　超燃发动机燃烧室冷却结构试验是在 CARDC 的电弧风洞中进行的。　　试验采用了 DJ221 高压管式电弧加热器 ,该设备的直流整流电源功率可以运行到 6MW 以上 ,弧室压力可达 10MPa ,流场温度可达 3000K。喷管出口的气流达到超燃模型的入口来流条件 ,超燃发动机冷却结构模型直接连接在喷管的出口上进行直联式试验研究。燃烧室分成 R 段和 K段 ,组成两段的四个板的标号 1、2、3、4 在如图 1 中标明。　　在 100 # 水冷试验中发动机不点火 ,运行了 30s。各板的冷却水质量流量和水的温升如表 1 所示。计算值除底面 R3 外均比试验值大。计算值偏大是合理的 ,因为在计算里假定热量全部被水所吸收。R 段底面 R3 有一段凹槽 (起稳定火焰作用) ,其冷却水温 5　第 3 期　　　　　　　　　　　　蒋　劲等 : 超燃冲压发动机再生冷却热结构设计的计算工具升的测量值比计算值大较多 ,可能和模型加工方式有关。图 11 是燃烧室 R 段和 K段的左壁面的计算和试验的温度分布比较 (图中注明了试验的发动机入口条件 ,也是超燃发动机三维内流场计算的入口条件 , 下同) ,计算结果和试验的测量值吻合较好。表 1 　100 # 试验各壁面的冷却水流量和温升 Table 1 　The mass flow rates and temperature rise of coolant for test 100 # 100 # 壁面冷却水流量 (kg/ s) 冷却水温升 ( K) 试验计算燃烧室上面 R1 0. 087 23 25. 3 左面 R2 0. 276 3 4. 1 底面 R3 0. 11 17 10. 9 右面 R4 0. 276 3 4. 1 扩张段上面 K1 0. 138 13 13. 0 左面 K2 0. 407 2 3. 8 底面 K3 0. 355 4 4. 4 右面 K4 0. 407 3 3. 8 图 11 　100 # 试验 R 段和 K段左壁面中心线温度 Fig. 11 　Wall temperature along the middle line of R2 & K2( test 100 # ) 　　14 # 试验采用煤油冷却 ,发动机不点火 ,运行 30s。图 12 是 R 段右壁面的计算和试验的温度分布比较。测量值与计算值非常接近 ,符合了试验快到稳态的事实。21 # 试验采用煤油冷却 ,发动机点火 ,运行 10s。图 13 是 R 段右壁面的计算和试验的温度分布比较。计算值高于测量值 ,符合试验未达热平衡的事实。　　图 14 是对 14 # 试验的 R 段左壁面中心线温度采用不同煤油物性模型的计算比较 ,将文献 [ 4 ]和笔者采用的煤油物性模型用于相同的侧壁换热计算。试验基本达到稳态 ,图示是壁面中心线温度的比较 , 可以看出笔者采用的煤油物性模型要稍好一些。图 12 　14 # 试验 R 段右壁面中心线温度 Fig. 12 　Wall temperature along the middle line of R4 ( test 14 # ) 图 13 　21 # 试验 R 段右壁面中心线温度 Fig. 13 　Wall temperature along the middle line of R4 ( test 21 # ) 图 14 　采用不同煤油物性模型的计算结果 Fig. 14 　Wall temperature along the middle line of R2 us2 ing different thermophysical models( test 14 # ) 6 实　验　流　体　力　学　　　　　　　　　　　　　　　(2006)第 20 卷　 4 　结　论　　建立了一套热结构设计的计算工具 ,包括二维换热分析工具和超燃发动机三维内流场 CFD 计算平台 AHL3D ,后者输出的流场结果作为前者的输入条件。煤油物性的解析表达式是成熟软件的计算结果经拟合得到的 ,其中利用了国内航空煤油组分的测量结果。利用所发展的计算工具 ,分析了电弧风洞上的超燃发动机热结构试验 ,其中冷却剂有水和煤油。在发动机热结构试验达到稳态热平衡后 ,可以得到与试验非常吻合的结果 ;对于非稳态的试验情况 ,计算结果也有一定的参考价值。　　对比结果表明热结构设计计算工具和煤油物性表达式是可靠的 ,可以在深入的热结构试验和设计中应用。参考文献 : [1 ] 　KHODABANDEH J W , FREDERICK R A. Experimentation and modeling of Jet A thermal stability in a heated tube [ R ] . AIAA 200523769 , 2005. [2 ] 　NARAGHI M H N. A computer code for three dimensional rocket thermal evaluation , user manual for RTE2002 version 1 [ R] . Tara Technologies ,LLC , 2002. [3 ] 　RICHARD M , TRACI John L , FARR Jr. and LAGANELLI Tony. A thermal management systems model for the NASA GTX RBCC concept[ R] . NASA/ CR220022211587. [4 ] 　DUFOUR E ,BOUCHEZ M. Semi2empirical and CFD analysis of actively cooled dual2mode ramjets [ R ] . AIAA 200225126 , 2002. [5 ] BOUQUET C ,HAUBER B ,THEBAULTJ . Validation of a leak2 free C/ SiC heat exchanger technology [ R] . AIAA 200326918. [6 ] 　HEISER William H , PRATT David T. Hypersonic airbreathing propulsion[M]. American Institute of Aeronautics and Astro2 nautics Inc. , 1994. [7 ] 　郑忠华. 双模态超燃冲压发动机燃烧室流场的大规模并行计算及试验验证 [D ] . 长沙 :国防科技大学博士学位论文 ,2003. [8 ] 　WANG Hai , FRENKLACH M. Transport properties of poly2 cyclic aromatic hydrocarbons for flame modeling[J ] . Combus2 tion and Flame , 1994 , 96 :163～170. 7　第 3 期　　　　　　　　　　　　蒋　劲等 : 超燃冲压发动机再生冷却热结构设计的计算工具

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